Does stall angreppsvinkel i inverterad flygbyte på grund av camber av en asymmetrisk flygplatta?

Kort svar: Asymmetriska flygplåtar har olika positiva och negativa stallvinklar, det största absolutvärdet för de två beror på faktorer som näsa och camber. Med positiv camber (normala och nyttjande flygplan) kan den negativa stallvinkeln vara den största (i absoluta värden) men den maximala negativa lyft som finns före stallet blir mindre än för den positiva stallet. Större Reynolds-nummer trycker stallet längre bort i båda riktningarna

Det beror på flygplåten. Med symmetriska flygplåtar är stallvinkeln samma för positiva och negativa bås. Positivt cambered airfoils (den mest använda sorten) har sin negativa stall vid ett lägre absolutvärde av höjningskoefficienten jämfört med deras positiva stall, men stallvinkeln kan väl ha ett högre absolutvärde.

Nedan ser du en polär tomt för en superkritisk flygplatta som jag använde för detta svar . Den positiva stallvinkeln är 8 °, medan den negativa är ca -10 °.

PolarplotavR2A-flygplattanvidMach0.6(egetarbete)

Stallvinkelnberorpådetaljerinäskonturochcamber:Positivcamberinnebärattnolllyftvinkelnskiftastillnegativavärden,sådetfinnsenvissförspänningmotnegativavärdenipolaren.Omnäsensnedredelharmyckethögkrökning,kommerdetemellertidattskapaenhögsugkoppsomledertillflödesseparationprecisbakomnäsanredanvidenlitennegativangreppsvinkel.

Ettextremafallskullevara Göttingen 417a flygbladet. Airfoiltools plottar tyvärr bara en rad Reynolds-nummer som är lämpliga för flygplansentusiaster, men diagrammet nedan borde komma överens. Den positiva stallvinkeln är 12 ° vid det högsta Reynolds-talet, medan den negativa stallvinkeln är endast runt -8 °.

Gö417lyfteröverangreppsvinkeln.DetlägstaReynolds-talet(blålinje)är50000ochhögstär1.000000(olivgrönlinje).Observeraattallakurvorär XFOIL förutsägelser - verkliga data kan se annorlunda ut.

Du jämför i princip en situation med positiv $ \ alpha $ (ovan) med en situation med negativ $ \ alpha $ (nedan).

Du kan få samma situation genom att lägga ner: se hur i den andra bilden kommer din flödesriktning från ovanför ackordlinjen (i vingens referensram).

Om din flygblad skulle ha varit symmetrisk skulle den kritiska positiva och negativa $ \ alpha $ ha samma absoluta värde, bara motsatta tecken, men du visar en cambered airfoil.

Jag har för närvarande inte min aerodynamikbok till hands, men google hjälper oss :

Som du kan se i bilden, lägger camber till en flygblad sin $ C_ {L \ alpha} $ linje mot negativa värden. Detta är önskvärt, eftersom på detta sätt kan du få lyft även när angreppsvinkeln är 0 (och med ingen eller liten dragökning). En annan följd av det att den maximala positiva $ \ alpha $ kommer att vara mindre än det obelagda fallet och den negativa kommer att bli ännu mer negativ (men med vissa begränsningar kommer Runge-Kutta-tillståndet i bakkant att påverka formen av den negativa $ C_ {L \ alpha} $ kurva)